基于JSBSim的通用空中目標機動仿真模型設計及實現

郭亞軍 丁華 楊登泰 周興棟

摘 要： 為解決空空導彈試驗鑒定數字仿真中目標模型機動樣式少、 可擴展性差的問題，本文開展了六自由度空中目標機動仿真模型的設計和實現。設計了不同目標機動方式下的法向過載、 切向過載、 滾轉角過載控制律模型;設計了從三個通道過載解算飛機升降舵、 副翼及油門桿操縱指令之間關系的控制模型;基于開源、 開放的飛行動力學模型框架JSBSim開展目標機動仿真模型的實現。研究的仿真模型應用于某型空空導彈鑒定的全數字仿真試驗中，比對結果表明，目標模型的仿真機動軌跡與預期機動樣式及機動參數較為吻合。

關鍵詞：空中目標;機動仿真模型;控制律;JSBSim;試驗鑒定

中圖分類號：TJ765.4?? 文獻標識碼： A?? 文章編號：1673-5048（2021）03-0077-06

0 引? 言

機載制導武器試驗鑒定越來越傾向于采用“實裝與仿真相結合”的方式進行，尤其隨著建模理論和計算機技術的不斷提高，仿真試驗在武器戰術技術指標考核評定中的權重越來越大[1-4]。構建高置信度的空中目標模型，是確保導彈制導精度、 單發殺傷概率、 抗干擾成功概率等指標客觀公正評價的基礎。受認識水平和仿真系統軟硬件條件限制，原空空導彈試驗鑒定全數字仿真系統采用簡化的三自由度目標運動模型，目標類型少、 機動樣式少、 可擴展性差，無法模擬敵先進作戰飛機的機動特性。為提高試驗鑒定的置信度，滿足新型空空導彈仿真試驗與結果評定要求，需研究開發六自由度空中目標機動模型。

傳統的飛機機動仿真通常采用六自由度剛體動力學模型，通過輸入駕駛桿或舵面操縱量實現飛機的機動飛行。試驗鑒定仿真是基于目標機動動作樣式和動作參數確定條件下的仿真，對于目標飛機的仿真實現而言，若使用飛機六自由度剛體動力學模型，就需要根據給定的機動要求解算出目標飛機的發動機油門和駕駛桿的操縱量，是解方程的逆問題。國內相關研究院所對飛機六自由度剛體動力學模型的研究探索有很多，文獻[5-6]介紹了以飛機法向過載、 切向過載、 滾轉角為輸入參數的飛機動力學模型，實現了基于預期機動的飛機仿真模型，可滿足空戰戰術和戰法研究，但該方法存在飛機動力學模型過于簡化、 置信度較低、 通用性較差等問題。文獻[7-10]設計了飛行機動指令生成器和機動指令跟蹤器，可較好實現一些典型機動飛行。文獻[11]建立了目標飛機飛行運動模型和基本飛行機動控制方法，并設計了目標飛機進攻、 防御戰術機動動作，但上述機動實現都是基于飛機三自由度模型。本文在上述文獻模型設計方法的基礎上，基于飛機六自由度模型，按照滿足靈活快捷改變目標類型、 機動樣式等試驗仿真需要，設計不同機動樣式的過載控制律模型，建立法向過載、 切向過載、 滾轉角與飛機升降舵、 副翼及油門桿操縱指令之間的自動控制關系，并基于開源、 開放的飛行動力學JSBSim模型框架進行仿真實現。

1 總體思路及設計實現

1.1 總體思路

空空導彈試驗鑒定仿真需要模擬空戰過程敵機的一系列逃逸動作，例如某導彈仿真試驗條件要求目標機“彈目距離5 km后做躍升半滾+下滑倒轉”。由此可見，試驗仿真所需的目標機動仿真模型輸入條件是目標機動動作想定（機動策略），輸出值是目標的六自由度運動參數。而六自由度的機動仿真模型以飛機運動學方程和推

力模型作為支撐，需要把機動要求轉化為六自由度剛體動力學模型所需的發動機推力和舵面操縱量。

JSBSim是一種開源的、 支持多平臺的、 由數據驅動的通用飛行動力學模型框架[12-13]，其本質上是一個物理/數學模型，模型框架的“類”之間類似于一個樹形結構，如圖1所示。

飛行動力學模型框架JSBSim采用面向對象的C++語言編寫，定義了飛機在受到控制裝置的力和力矩以及自然力作用下產生的運動，其使用經典的系數構造法建模氣動力和力矩，數據由腳本文件和各種飛機的配置文件輸入，通過XML建模技術實現對不同機型的仿真。JSBSim模塊可獨立運行，也可以集成在相關系統的飛行器中運行[14-16]，為實現目標機動仿真提供了便利。

1.2 設計實現

基于JSBSim的通用空中目標機動仿真模型設計及實現總體流程如圖2所示。

首先，根據過載控制律的設計思路，按照機動動作的輸入條件（例如，水平盤旋以及盤旋的坡度/過載、 角度/持續時間、 方向等）計算出目標機動的法向過載、 切向過載以及滾轉角的指令值，再根據飛行控制設計要求，計算出目標實施機動所需的油門桿操縱量、 升降舵操縱量和副翼操縱量。然后，基于JSBSim的飛控算法，將油門桿操縱量、 升降舵操縱量和副翼操縱量轉換為發動機推力、 升降舵面位置和副翼舵面位置，并將得到的飛機氣動面參數輸入到JSBSim六自由度剛體運動學模型，最終得到目標機動的飛行仿真運動參數（包括法向加速度、 切向加速度和實際滾轉角）。最后，通過自動控制設計的負反饋機制，保證目標按設計的實時指令值（法向過載指令值、 切向過載指令值和滾轉角指令值）進行實時機動。

2 機動過載控制律設計

2.1 目標機動動作

試驗仿真需要模擬空戰中常用的機動動作，主要包括：平飛增/減速、 俯沖增速、 斜拉起/急拉起、 躍升半滾、 筒滾、 蛇形機動、 大過載上滾、 大過載下滾、 大坡度外轉、 急上升轉彎、 下降急轉、 下滑倒轉、 增速轉彎、 半筋斗、 急規避、 盤旋下降、 急盤降等。當試驗條件確定后，高度、 速度及其變化要求就可以確定，據此可以根據機動方式和動作量確定所需過載要求。

2.2 過載控制律模型

（1） 速度通道的過載控制律

根據飛機機動前后速度變化、 飛行俯仰角，可以求出切向過載nxc，速度通道標識為Vch（Vc），控制律如下：

nxc=dk（Vc-V）+sin（1）

式中：nxc為切向過載指令;dk為比例系數;Vc為飛機速度指令值;V為當前飛機速度;為飛機俯仰角。

（2） 高度通道的過載控制律

根據飛機機動前后高度變化和飛行俯仰角、 滾轉角，可以求出法向過載nyc，高度通道標識為Hch（Hc），控制律如下：

nyc=dk2（dk1（Hc-H）-）+coscosγ（2）

式中：nyc為法向過載指令;dk1和dk2為比例系數;Hc為飛機高度指令值;H為當前飛機高度; γ為當前飛機滾轉角。

（3） 航向通道的過載控制律

根據飛機機動前后航向角變化，可以求出滾轉指令γc，航向通道的標識為ψch（ψc），控制律如下：

γc=dk3（ψc-ψ）（3）

式中：γc為滾轉指令;dk3為比例系數;ψc為飛機航向指令值;ψ為當前飛機航向。

2.3 典型機動工作的過載控制律設計

（1） 平飛加/減速機動過載控制律設計

加/減速平飛機動在高度通道和航向通道上保持不變，速度通道的速度指令值Vc為該機動樣式的機動參數值，控制律如下：

Hch（H）ψch（ψ）Vch（Vc）（4）

（2） 躍升/俯沖機動過載控制律設計

躍升/俯沖機動在速度通道和航向通道上保持不變，高度通道的高度指令值Hc為該機動樣式的機動參數值，控制律如下：

ψch（ψ）Vch（V）Hch（Hc） （5）

（3） 水平蛇形機動過載控制律設計

水平蛇形機動在速度通道和高度通道上保持不變，航向通道上的航向指令值采用分段策略，由水平蛇形航向變化值ψd參數進行確定。其中，各分段特征點由水平蛇形幅度Schd參數進行確定。水平蛇形機動軌跡如圖3所示，可將水平蛇形機動分為前后兩段，兩段對稱。以AC段為例設計其過載控制律。

圖中，F，G兩個特征點與機動起始點A的水平橫向值為Schd。在AF段，控制律如下：

ψch（ψ0-ψd）Vch（V）Hch（H） （6）

在FG段，控制律如下：

ψch（ψ0+ψd）Vch（V）Hch（H） （7）

在GC段，控制律如下：

ψch（ψ0）Vch（V）Hch（H） （8）

式中：ψ0為目標機動起始時刻的航向角度。

（4） 水平盤旋機動過載控制律設計

水平盤旋機動在速度通道和高度通道上保持不變，航向通道上直接根據機動參數坡度值γ0或過載值確定目標的滾轉指令，并根據機動參數盤旋角度確定機動結束時刻，控制律如下：

γc=γ0Vch（V）Hch（H） （9）

（5） 半滾倒轉機動過載控制律設計

半滾倒轉機動分為兩個階段。前半段為半滾階段，速度通道和高度通道保持不變，直至實際滾轉角與滾轉指令一致，滾轉指令180°，控制律如下：

γc=180°Vch（V）Hch（H） （10）

后半段為下拉過載階段，速度通道保持不變，高度通道的nyc法向過載指令為機動過載參數nyd，航向通道保持滾轉指令180°，持續至目標的俯仰角為0°，然后保持水平狀態退出機動，控制律如下：

γc=180°Vch（V）nyc=nyd（11）

其他如增速轉彎、 筋斗/半筋斗、 下滑倒轉、 急規避、 盤旋下降、 急盤降等機動樣式的過載控制律與上述設計思路相同，或是幾種控制律的組合，本文不再贅述。

3 機動飛行控制量設計

根據飛機性能的不同，過載控制量反映為駕駛桿和油門桿的操縱量不同。按照目標實時機動過程中的法向過載指令值、 切向過載指令值和滾轉角指令值，通過飛行控制設計，得到其油門桿操縱量、 升降舵操縱量和副翼操縱量。

3.1 速度通道控制

速度通道控制對應于目標飛機的油門桿操縱量δxc的控制， 在模型設計思路上主要對切向過載指令和實際切向過載的差值進行控制，傳遞函數結構如圖4所示。

3.2 俯仰通道控制

俯仰通道控制對應于目標飛機的升降舵桿操縱量δyc的控制， 在模型設計思路上主要對法向過載指令和實際法向過載的差值進行控制，傳遞函數結構如圖5所示。

3.3 滾轉通道控制

滾轉通道控制對應于目標飛機的副翼操縱量δzc的控制， 傳遞函數結構如圖6所示。

4 模型仿真實現

4.1 基于JSBSim的過載控制律設計實現

通過對過載控制律和機動飛行控制量設計分析，過載控制律實現主要在于在模型運行過程實時計算法向過載指令值、 切向過載指令值和滾轉角指令值，如圖7所示。

4.2 基于JSBSim的機動飛行控制量解算實現

飛行控制模型實現主要在于飛行器自動控制XML配置文件的通道設計，如圖8所示。

4.3 應用情況

在某型空空導彈鑒定的全數字仿真試驗應用過程中，以F-22目標水平轉彎機動、 蛇形機動、 半滾倒轉和俯沖機動為例，其仿真機動軌跡分別如圖9～12所示。結果表明，目標模型的仿真機動軌跡與預期機動樣式及機動參數較為吻合。

5 結? 論

依托于可擴展的飛行動力學模型框架JSBSim， 研究飛機不同機動方式下的過載控制律模型，設計基于法向過載、 切向過載、 滾轉角與飛機升降舵、 副翼及油門桿操縱指令之間關系的飛行控制模型，實現了六自由度、 機動樣式可擴展、 開源的通用空中目標機動仿真模型。該目標機動仿真模型可應用于空空導彈鑒定全數字仿真試驗、 空戰對抗作戰使用研究、 試驗規劃推演等，具有較強的實用性。

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Design and Implementation of General Target Aircraft

Maneuver Simulation Model Based on JSBSim

Guo Yajun*，Ding Hua，Yang Dengtai，Zhou Xingdong

（Unit 95972 of PLA，Jiuquan 735018，China）

Abstract：

In the digital simulation for the test and evaluation of the air-to-air missile， the problem of poor scalability and limited maneuver type of target aircraft model is outstanding. To resolve the above problem， the design and implementation of a six-degree-of-freedom target aircraft maneuvers simulation model is presented. Firstly， the control laws of normal overload， tangential overload and roll angle overload under different target maneuvers are designed. Then， the control models of elevator， aileron and throttle of target aircraft are designed. Finally， the implementation of target maneuver simulation model based on open source dynamic model framework of JSBSim is put forward. The target aircraft simulation model is applied to the digital simulation for the test and appraisal of an air-to-air missile， and the result shows that maneuver trajectories of target model are consistent with the expected maneuver type and parameters.

Key words：? target aircraft; maneuver simulation model; control law; JSBSim; test and evaluation

收稿日期：2020-10-30

作者簡介：郭亞軍（1974-），男，陜西商洛人，高級工程師，研究方向為航空武器試驗鑒定。